FR3026195A1

FR3026195A1 - SYSTEM FOR EXCLUDING FAILURE OF A SATELLITE IN A GNSS SYSTEM

Info

Publication number: FR3026195A1
Application number: FR1402113A
Authority: FR
Inventors: Nicolas Vercier
Original assignee: Thales SA
Current assignee: Thales SA
Priority date: 2014-09-22
Filing date: 2014-09-22
Publication date: 2016-03-25
Anticipated expiration: 2034-09-22
Also published as: EP2998765A1; EP2998765B1; US20160084962A1; FR3026195B1; US9983314B2

Abstract

L'invention propose un système d'exclusion d'une défaillance d'un satellite adapté à un système de navigation hybride et qui fonctionne même en cas de géométrie dégradée de la constellation des satellites. Le système hybride selon l'invention comprend une pluralité M de filtres d'hybridation (SFH1,..SFIHM) recevant chacun au moins une mesure de positionnement satellite (MPS) réalisée sur les signaux reçus par tous les satellites en visibilité dudit système et une mesure de positionnement inertielle (MPI) et délivrant une mesure de positionnement corrigée, dite mesure hybride (MHsi... MHSM), les filtres d'hybridation étant mis à jour, à un rythme temporel constant, successivement à des instants temporels décalés périodiquement.The invention proposes an exclusion system of a satellite failure adapted to a hybrid navigation system and which operates even in the case of degraded geometry of the satellite constellation. The hybrid system according to the invention comprises a plurality M of hybridization filters (SFH1, .. SFIHM) each receiving at least one satellite positioning measurement (MPS) performed on the signals received by all satellites in visibility of said system and a measurement of inertial positioning (MPI) and delivering a corrected positioning measurement, called hybrid measurement (MHsi ... MHSM), the hybridization filters being updated, at a constant time rate, successively at time times offset periodically.

Description

Système d'exclusion d'une défaillance d'un satellite dans un système GNSS L'invention concerne le domaine des systèmes de navigation basés 5 sur l'exploitation de signaux émis par plusieurs satellites d'une constellation dite GNSS de l'acronyme anglais « Global Navigation Satellite System ». L'invention concerne plus précisément les systèmes de navigation hybrides basés à la fois sur un système de positionnement par satellite et sur les informations fournies par une centrale inertielle. 10 L'invention porte sur un système d'exclusion d'une défaillance d'un satellite intégré au sein d'un tel système de navigation de sorte à exclure les mesures réalisées sur le signal émis par le satellite identifié comme défaillant. 15 Un récepteur de positionnement par satellites fournit des informations de position et de vitesse du porteur par triangulation à partir des signaux émis par des satellites défilants visibles du porteur. Les informations fournies peuvent être momentanément indisponibles car le récepteur doit avoir en vue directe un minimum de quatre satellites du système de positionnement pour 20 pouvoir faire un point. Elles sont en outre d'une précision variable, dépendant de la géométrie de la constellation à la base de la triangulation, et bruitées car reposant sur la réception de signaux de très faibles niveaux provenant de satellites éloignés ayant une faible puissance d'émission. Mais elles ne souffrent pas de dérive à long terme, les positions des satellites défilant sur 25 leurs orbites étant connues avec précision sur le long terme. Les bruits et les erreurs peuvent être liés aux systèmes satellitaires, au récepteur ou à la propagation du signal entre l'émetteur satellitaire et le récepteur de signaux GNSS. En outre, les données satellites peuvent être erronées par suite de pannes affectant les satellites. Ces données non intègres doivent alors être 30 repérées pour ne pas fausser la position issue du récepteur GNSS.The invention relates to the field of navigation systems based on the exploitation of signals emitted by several satellites of a constellation called GNSS of the acronym Global Navigation Satellite System ". The invention more specifically relates to hybrid navigation systems based both on a satellite positioning system and on the information provided by an inertial unit. The invention relates to a system for excluding a failure of an integrated satellite within such a navigation system so as to exclude measurements made on the signal transmitted by the satellite identified as defective. A satellite positioning receiver provides position and speed information of the wearer by triangulation from the signals transmitted by the carrier's visible traveling satellites. The information provided may be temporarily unavailable because the receiver must have in direct view a minimum of four satellites of the positioning system to be able to make a point. They are also of variable precision, depending on the geometry of the constellation at the base of the triangulation, and noisy because based on the reception of very low level signals from distant satellites having a low transmission power. But they do not suffer from long-term drift, the positions of the satellites traveling on their orbits being accurately known in the long term. Noise and errors can be related to satellite systems, the receiver or signal propagation between the satellite transmitter and the GNSS signal receiver. In addition, the satellite data may be erroneous as a result of failures affecting the satellites. This non-integrity data must then be marked so as not to distort the position coming from the GNSS receiver.

Pour prévenir les pannes satellites et assurer l'intégrité des mesures GNSS, il est connu d'équiper un récepteur de positionnement par satellites d'un système d'estimation de précision et de disponibilité dit RAIM (de l'anglo-saxon "Receiver Autonomous Integrity Monitoring") qui se base sur la géométrie et la redondance de la constellation de satellites utilisée lors de la triangulation et sur l'évolution prévisible à court terme de cette géométrie déduite de la connaissance des trajectoires des satellites. Cependant, l'algorithme RAIM n'est utilisé que pour des systèmes de localisation par satellites pur et non pour des systèmes de localisation hybrides.To prevent satellite failures and ensure the integrity of GNSS measurements, it is known to equip a satellite positioning receiver with a system for estimating accuracy and availability known as RAIM (from the English language "Receiver Autonomous Integrity Monitoring ") which is based on the geometry and redundancy of the satellite constellation used during the triangulation and on the foreseeable short-term evolution of this geometry deduced from the knowledge of the trajectories of the satellites. However, the RAIM algorithm is only used for pure satellite location systems and not for hybrid location systems.

En outre, dans le cas où la géométrie de la constellation GNSS présente certaines configurations particulières, le système RAIM ne permet une exclusion du satellite défectueux qu'une fois que l'erreur de positionnement a atteint une valeur élevée ce qui n'est pas compatible d'un système de navigation embarqué dans un porteur qui nécessite une 15 information de positionnement en temps réel avec une précision élevée. Enfin, l'algorithme RAIM nécessite au moins 6 satellites en visibilité du récepteur pour pouvoir fonctionner ce qui n'est pas nécessairement le cas. L'invention propose un système d'exclusion d'une défaillance d'un 20 satellite adapté à un système de navigation hybride et qui fonctionne même en cas de géométrie dégradée de la constellation des satellites. L'invention a pour objet, dans un premier mode de réalisation, un système d'exclusion d'une mesure satellite défaillante dans un système de 25 positionnement par satellite, ledit système comprenant : - Une pluralité N de premiers filtres d'hybridation recevant chacun au moins une mesure de positionnement satellite réalisée sur les signaux reçus par tous les satellites en visibilité dudit système à l'exception d'un satellite, différent pour chaque premier filtre d'hybridation 30 différent, et une mesure de positionnement inertielle et délivrant une mesure de positionnement corrigée, dite mesure hybride, - une pluralité M de seconds filtres d'hybridation recevant chacun au moins une mesure de positionnement satellite réalisée sur les signaux reçus par tous les satellites en visibilité dudit système et une mesure de positionnement inertielle et délivrant une mesure de positionnement corrigée, dite mesure hybride, les seconds filtres d'hybridation étant mis à jour, à un rythme temporel constant, successivement à des instants temporels décalés périodiquement, - un module de détection apte à délivrer un instant de détection d'une défaillance d'au moins une mesure de positionnement satellite, - un module d'exclusion d'une mesure de positionnement satellite défaillante configuré pour : o sélectionner la mesure hybride la plus ancienne, par rapport à l'instant de détection d'une défaillance, parmi les M mesures hybrides à jour délivrées par les M seconds filtres d'hybridation, o comparer la mesure hybride sélectionnée, dite mesure hybride de référence, avec chacune des mesures hybrides délivrées par les N premiers filtres d'hybridation, o en déduire l'identification de la mesure défaillante.In addition, in the case where the geometry of the GNSS constellation has certain particular configurations, the RAIM system allows exclusion of the defective satellite only after the positioning error has reached a high value which is not compatible. a carrier-based navigation system that requires real-time positioning information with high accuracy. Finally, the RAIM algorithm requires at least 6 satellites in visibility of the receiver to be able to function what is not necessarily the case. The invention proposes a system for excluding a satellite failure adapted to a hybrid navigation system and which functions even in the case of degraded geometry of the satellite constellation. The object of the invention is, in a first embodiment, a system for excluding a faulty satellite measurement in a satellite positioning system, said system comprising: a plurality N of first hybridization filters each receiving at least one satellite positioning measurement made on the signals received by all the satellites in visibility of said system except for one satellite, different for each first different hybridization filter 30, and an inertial positioning measurement and delivering a measurement corrected positioning system, said hybrid measurement, - a plurality M of second hybridization filters each receiving at least one satellite positioning measurement made on the signals received by all the satellites in visibility of said system and an inertial positioning measurement and delivering a measurement corrected positioning, said hybrid measurement, the second hybridization filters being updated , at a constant time rate, successively at time times offset periodically, - a detection module capable of delivering a detection time of a failure of at least one satellite positioning measurement, - an exclusion module of a faulty satellite positioning measurement configured to: o select the oldest hybrid measurement, with respect to the moment of detection of a fault, among the M updated hybrid measurements delivered by the M second hybridization filters, o compare the hybrid measurement selected, called hybrid reference measurement, with each of the hybrid measurements delivered by the first N hybridization filters, o deduce the identification of the faulty measurement.

Selon un aspect particulier du premier mode de réalisation de l'invention, ledit module d'exclusion d'une défaillance d'un satellite est en outre configuré pour : - Comparer la différence entre la mesure hybride de référence et chacune des mesures hybrides délivrées par les N premiers filtres d'hybridation à un seuil de détection prédéterminé, - Conclure sur la présence d'une mesure défaillante parmi le groupe de N-1 mesures utilisées par les premiers filtres d'hybridation qui vérifient le test de comparaison précité, - Identifier la mesure défaillante comme celle appartenant à l'intersection des groupes de N-1 mesures comprenant une mesure défaillante. 4 3026195 Selon un autre aspect particulier du premier mode de réalisation de l'invention, ledit module d'exclusion d'une défaillance d'un satellite est en outre configuré pour : - appliquer un test statistique du type « RAIM » à un ensemble de 5 mesures comprenant les mesures satellite réalisées sur les signaux reçus par tous les satellites en visibilité à l'exception d'un satellite, le test statistique étant dépendant de l'erreur entre chaque mesure dudit ensemble et une estimée de chacune de ces mesures, 10 - détecter la présence d'une mesure satellite défaillante parmi les mesures satellites dudit ensemble en fonction dudit test statistique, - injecter, en entrée des M seconds filtres d'hybridation, en priorité les mesures satellites n'appartenant pas à un ensemble dans lequel la présence d'une mesure défaillante a été détectée. 15 Selon un autre aspect particulier du premier mode de réalisation de l'invention, la période de mise à jour d'un premier filtre d'hybridation est inférieure à la période de mise à jour d'un second filtre d'hybridation. L'invention a également pour objet, dans un second mode de 20 réalisation, un système d'exclusion d'une mesure satellite défaillante dans un système de positionnement par satellite, ledit système comprenant : - une pluralité M de filtres d'hybridation recevant chacun au moins une mesure réalisée sur les signaux reçus par tous les satellites en visibilité dudit système et une mesure de positionnement inertielle 25 et délivrant une mesure de positionnement corrigée, dite mesure hybride, lesdits filtres d'hybridation étant mis à jour, à un rythme temporel constant, successivement à des instants temporels décalés périodiquement, - un module de détection apte à délivrer un instant de détection 30 d'une défaillance d'au moins une mesure de positionnement satellite, 5 3026195 - un module d'exclusion d'une mesure de positionnement satellite défaillante configuré pour : o sélectionner la mesure hybride, appelée mesure hybride de référence, la plus ancienne, par rapport à l'instant de 5 détection d'une défaillance, parmi les M mesures hybrides à jour délivrées par les M filtres d'hybridation, o appliquer un test statistique du type « RAIM » à un ensemble de mesures comprenant d'une part les mesures satellite réalisées sur les signaux reçus par tous les satellites io en visibilité à l'exception d'un satellite et d'autre part la mesure hybride de référence, le test statistique étant dépendant de l'erreur entre chaque mesure dudit ensemble et une estimée de chacune de ces mesures, o détecter la présence d'une mesure satellite défectueuse 15 parmi les mesures satellites dudit ensemble en fonction dudit test statistique, o itérer les deux étapes précédentes en modifiant à chaque itération la mesure satellite exclue dudit ensemble, o en déduire l'identification de la mesure satellite 20 défectueuse. Selon un aspect particulier du second mode de réalisation de l'invention, ledit test statistique consiste au moins à: - Former un système d'équations reliant d'une part les mesures satellites dudit ensemble aux coordonnées de la position du système 25 et d'autre part la mesure hybride de référence aux coordonnées de la position du système - Construire un vecteur des résidus par application de l'algorithme des moindres carrés audit système d'équations, - Construire un résidu unique à partir dudit vecteur des résidus, 30 - Comparer le résidu unique à un seuil de détection prédéterminé.According to a particular aspect of the first embodiment of the invention, said exclusion module of a satellite failure is further configured to: - Compare the difference between the hybrid reference measurement and each of the hybrid measurements delivered by the first N hybridization filters at a predetermined detection threshold, - Conclude on the presence of a faulty measurement among the group of N-1 measurements used by the first hybridization filters that verify the above comparison test, - Identify the faulty measure as that belonging to the intersection of groups of N-1 measures including a faulty measurement. According to another particular aspect of the first embodiment of the invention, said module for excluding a satellite failure is further configured to: - apply a statistical test of the "RAIM" type to a set of 5 measurements comprising the satellite measurements made on the signals received by all the satellites in visibility except for one satellite, the statistical test being dependent on the error between each measurement of said set and an estimate of each of these measurements, detecting the presence of a faulty satellite measurement among the satellite measurements of said set as a function of said statistical test; injecting, at the input of the M second hybridization filters, priority satellite measurements that do not belong to a set in which the presence of a faulty measurement was detected. According to another particular aspect of the first embodiment of the invention, the update period of a first hybridization filter is less than the update period of a second hybridization filter. Another object of the invention is, in a second embodiment, a system for excluding a faulty satellite measurement in a satellite positioning system, said system comprising: a plurality M of hybridization filters each receiving at least one measurement performed on the signals received by all the satellites in visibility of said system and an inertial positioning measurement 25 and delivering a corrected positioning measurement, called a hybrid measurement, said hybridization filters being updated, at a temporal rate constant, successively at time times offset periodically, - a detection module capable of delivering a detection time of a failure of at least one satellite positioning measurement, an exclusion module of a measurement of faulty satellite positioning configured to: o select the hybrid measurement, referred to as the oldest hybrid reference measurement, by r at the moment of detecting a failure, among the M updated hybrid M measurements delivered by the hybridization filters, o applying a statistical test of the "RAIM" type to a set of measurements comprising, on the one hand, the satellite measurements made on the signals received by all the satellites in visibility with the exception of a satellite and on the other hand the hybrid reference measurement, the statistical test being dependent on the error between each measurement of said set and an estimated of each of these measurements, o detecting the presence of a defective satellite measurement among the satellite measurements of said set as a function of said statistical test, iterating the two preceding steps by modifying at each iteration the satellite measurement excluded from said set, or deducing therefrom the identification of the defective satellite measurement. According to a particular aspect of the second embodiment of the invention, said statistical test consists of at least: - forming a system of equations connecting on the one hand the satellite measurements of said set to the coordinates of the position of the system 25 and on the other hand the hybrid reference measurement at the coordinates of the system position - Construct a vector of the residuals by applying the least squares algorithm to the system of equations, - Construct a single residue from the vector of the residuals, 30 - Compare the single residue at a predetermined detection threshold.

Selon un aspect particulier du second mode de réalisation de l'invention, la mesure hybride de référence comporte une mesure de position du système et une mesure de biais d'horloge entre un satellite et ledit système.According to a particular aspect of the second embodiment of the invention, the hybrid reference measurement comprises a position measurement of the system and a measurement of clock bias between a satellite and said system.

Selon un aspect particulier du second mode de réalisation de l'invention, l'ensemble de mesures auquel le test statistique est appliqué comporte en outre le bruit de mesure impactant la mesure hybride de référence qui est fourni par le filtre d'hybridation ayant délivré ladite mesure hybride. o Selon un aspect particulier du second mode de réalisation de l'invention, ledit module d'exclusion d'une défaillance d'un satellite est en outre configuré pour : - appliquer un test statistique du type « RAIM » à un ensemble de mesures comprenant les mesures satellite réalisées sur les 15 signaux reçus par tous les satellites en visibilité à l'exception d'un satellite, le test statistique étant dépendant de l'erreur entre chaque mesure dudit ensemble et une estimée de chacune de ces mesures, - détecter la présence d'une mesure satellite défectueuse parmi les 20 mesures satellites dudit ensemble en fonction dudit test statistique, - injecter, en entrée des M filtres d'hybridation, en priorité les mesures satellites n'appartenant pas à un ensemble dans lequel la présence d'une mesure défectueuse a été détectée. 25 Selon un aspect particulier de l'un quelconque des deux modes de réalisation de l'invention, la durée entre deux instants temporels successifs de mise à jour de deux seconds filtres d'hybridation distincts est sensiblement égale à la période de mise à jour d'un second filtre d'hybridation divisée par le nombre M de seconds filtres d'hybridation. 30 Selon un aspect particulier de l'un quelconque des deux modes de réalisation de l'invention, un filtre d'hybridation est un filtre de Kalman.According to a particular aspect of the second embodiment of the invention, the set of measurements to which the statistical test is applied further comprises the measurement noise impacting the hybrid reference measurement which is provided by the hybridization filter having delivered said hybrid measurement. According to a particular aspect of the second embodiment of the invention, said exclusion module of a satellite failure is further configured to: - apply a statistical test of the "RAIM" type to a set of measurements comprising the satellite measurements made on the signals received by all the satellites in visibility except for one satellite, the statistical test being dependent on the error between each measurement of said set and an estimate of each of these measurements, the presence of a defective satellite measurement among the 20 satellite measurements of said set as a function of said statistical test, - injecting, at the input of the M hybridization filters, satellite measurements which do not belong to a set in which the presence of a faulty measurement has been detected. According to a particular aspect of any one of the two embodiments of the invention, the duration between two successive time instants for updating two distinct second hybridization filters is substantially equal to the update period of a second hybridization filter divided by the number M of second hybridization filters. According to a particular aspect of any one of the two embodiments of the invention, a hybridization filter is a Kalman filter.

L'invention a également pour objet un système de navigation comprenant un récepteur de positionnement par satellite apte à délivrer des mesures de pseudo-distances ou de positionnement à partir de signaux émis par des satellites appartenant à une constellation d'un système de positionnement par satellite, une centrale inertielle apte à délivrer des mesures de positionnement inertielles et un système d'exclusion d'une mesure satellite défaillante dans un système de positionnement par satellite selon l'invention.The invention also relates to a navigation system comprising a satellite positioning receiver capable of delivering measurements of pseudo-distances or positioning from signals emitted by satellites belonging to a constellation of a satellite positioning system. , an inertial unit capable of delivering inertial positioning measurements and an exclusion system for a faulty satellite measurement in a satellite positioning system according to the invention.

D'autres caractéristiques et avantages de la présente invention apparaîtront mieux à la lecture de la description qui suit en relation aux dessins annexés qui représentent : - La figure 1, un système de navigation hybride selon l'art antérieur, - La figure 2, un système de navigation hybride selon un premier mode de réalisation de l'invention, - La figure 3, un système de navigation hybride selon un second mode de réalisation de l'invention, La figure 1 représente un système de navigation hybride selon l'art antérieur. Ce système SYN comporte notamment: un récepteur de positionnement par satellites GNSS, recevant des signaux émis par N satellites d'une constellation GNSS en visibilité et délivrant des mesures de positionnement MPS, par exemple des mesures brutes de pseudo-distance, - une unité de mesure inertielle UMI, comprenant par exemple au moins un gyromètre et un accéléromètre, délivrant des incréments d'angle et des incréments de vitesse INC, une plate-forme virtuelle PFV, recevant les incréments d'angle et de vitesse INC et produisant des mesures de positionnement inertielles MPI, par exemple des mesures de position et/ou de vitesse. Optionnellement, la plate-forme virtuelle PFV peut également recevoir des mesures d'altitude barométrique. Le système SYN selon l'art antérieur comporte en outre un ensemble 5 de filtres d'hybridation, par exemple implémentés sous la forme de filtres de Kalman, dont l'objectif est d'estimer les erreurs réalisées sur les mesures de position inertielles MPI, à partir des informations complémentaires fournies par les mesures de positionnement satellite MPS. Le système SYN comporte à cet effet un filtre d'hybridation principal 10 FHP et N filtres d'hybridation secondaires FHS11...FHSN. Le nombre N de filtres d'hybridation secondaires est égal au nombre de satellites en visibilité. Le filtre d'hybridation principal FHP reçoit toutes les mesures de positionnement satellite MPS déterminées sur les N signaux émis par les N satellites et produit une mesure de positionnement corrigée à partir d'un 15 vecteur d'état correspondant aux erreurs du système hybride obtenu en observant les écarts entre les mesures de position inertielles MPI et les mesures de positionnement satellite MPS. Le filtre d'hybridation principal FHP produit également une matrice de variance/covariance de l'erreur d'estimation. 20 Les filtres d'hybridation secondaires sont identiques au filtre d'hybridation principal à la différence prêt qu'ils reçoivent en entrée les mesures de positionnement satellite MPS correspondant à N-1 signaux parmi les N signaux disponibles. Pour chaque filtre d'hybridation secondaire, une mesure associée à un satellite différent est exclue du filtrage. 25 Le système SYN comporte encore un module de détection d'une panne d'un satellite DET ainsi qu'un module d'exclusion du satellite en panne EXC. Plusieurs méthodes de détection de panne sont connues de l'état de 30 l'art. Une première méthode consiste à comparer la sortie du filtre d'hybridation principal avec chaque sortie des filtres d'hybridation secondaires. La comparaison peut se faire en comparant l'écart entre les sorties deux à deux avec un seuil de détection calculé à partir des matrices de variance/covariance fournies par les filtres. Lorsqu'un seuil de détection est dépassé, cela signifie qu'une panne est présente sur l'un des satellites.Other features and advantages of the present invention will appear better on reading the description which follows in relation to the appended drawings which represent: FIG. 1, a hybrid navigation system according to the prior art, FIG. hybrid navigation system according to a first embodiment of the invention, - Figure 3, a hybrid navigation system according to a second embodiment of the invention, Figure 1 shows a hybrid navigation system according to the prior art . This SYN system comprises in particular: a GNSS satellite positioning receiver, receiving signals emitted by N satellites of a GNSS constellation in visibility and delivering MPS positioning measurements, for example raw measurements of pseudo-distance, - a unit of UMI inertial measurement, comprising for example at least one gyrometer and an accelerometer, delivering increments of angle and speed increments INC, a virtual platform PFV, receiving INC increments of angle and speed and producing measurements of MPI inertial positioning, for example position and / or velocity measurements. Optionally, the PFV virtual platform can also receive barometric altitude measurements. The SYN system according to the prior art furthermore comprises a set of hybridization filters, for example implemented in the form of Kalman filters, the objective of which is to estimate the errors made on the MPI inertial position measurements. from the additional information provided by the MPS satellite positioning measurements. For this purpose, the SYN system comprises a main hybridization filter 10 FHP and N secondary hybridization filters FHS11 ... FHSN. The number N of secondary hybridization filters is equal to the number of satellites in visibility. The main hybridization filter FHP receives all the MPS satellite positioning measurements determined on the N signals emitted by the N satellites and produces a corrected positioning measurement from a state vector corresponding to the errors of the hybrid system obtained in observing the differences between the MPI inertial position measurements and the MPS satellite positioning measurements. The main hybridization filter FHP also produces a variance / covariance matrix of the estimation error. The secondary hybridization filters are identical to the main hybridization filter with the difference ready that they receive as input the MPS satellite positioning measurements corresponding to N-1 signals among the N available signals. For each secondary hybridization filter, a measurement associated with a different satellite is excluded from the filtering. The SYN system further includes a DET satellite failure detection module and an EXC failed satellite exclusion module. Several methods of failure detection are known in the state of the art. A first method is to compare the output of the main hybridization filter with each output of the secondary hybridization filters. The comparison can be made by comparing the difference between the outputs two by two with a detection threshold calculated from the variance / covariance matrices provided by the filters. When a detection threshold is exceeded, it means that a failure is present on one of the satellites.

Le seuil de détection est configuré pour obtenir une probabilité de fausse alarme donnée. Une seconde méthode, décrite par exemple dans le document [1], consiste à contrôler les innovations de tous les filtres d'hybridation secondaires et à détecter une innovation incohérente vis-à-vis d'un modèle prédéfini. Lorsqu'une panne est détectée par le module de détection DET, le module d'exclusion EXC est activé afin d'identifier le satellite défectueux. La encore, plusieurs méthodes de l'art antérieur existent. La référence [1] décrit une première méthode connue sous l'acronyme anglo-saxon RAIM 15 pour « Receiver Autonomous Integrity Monitoring ». Cette première méthode n'exploite que les mesures réalisées sur les signaux satellites sans utiliser de filtres d'hybridation. Elle nécessite au moins six satellites en visibilité. A partir de plusieurs (au moins 5) mesures de pseudo-distances ainsi que des mesures de bruit associées, il est possible de calculer un résidu d'erreur 20 entre les mesures de pseudo-distances et les pseudo-distances estimées. Un résidu est calculé en retirant un satellite à chaque fois des mesures obtenues. Le résidu est comparé à un seuil de détection configuré à partir des bruits de mesures. Si un seul résidu ne dépasse pas le seuil de détection, on peut alors identifier quel est le satellite défectueux. Il s'agit du 25 satellite qui n'a pas été exploité pour calculer le résidu qui ne dépasse pas le seuil de détection. Ce principe est connu de l'Homme du métier et est décrit dans de nombreux ouvrages, on peut citer également la référence [2], en particulier en page 43. Une deuxième méthode d'exclusion connue est décrite dans la 30 référence [1] pour le cas de filtres d'hybridation entre mesures GNSS et mesures inertielles. Elle est basée, comme la méthode de détection, sur le contrôle d'innovation des filtres d'hybridation secondaires. Le système de l'art antérieur tel que décrit à la figure 1 présente notamment l'inconvénient d'être sensible à la géométrie de la constellation des satellites GNSS. En effet, dans certaines configurations, la détection et/ou l'exclusion, en cas de panne d'un satellite, ne sera pas correctement activée. Ce phénomène peut se produire notamment lorsqu'il y a peu de redondance sur un axe, autrement dit lorsque plusieurs satellites sont io proches. En outre, les méthodes d'exclusion précitées nécessitent au moins six satellites en visibilité pour pouvoir identifier le satellite défaillant. La figure 2 illustre un système de navigation hybride SYN2 selon un 15 premier mode de réalisation de l'invention. Le système SYN2 comprend les mêmes éléments que le système SYN selon l'art antérieur décrit à la figure 1. Il comporte notamment une pluralité de premiers filtres d'hybridation PFHLPFH2,...PFHN en nombre N égal au nombre de satellites en visibilité. Les premiers filtres d'hybridation 20 PFH1,PFH2,...PFHN reçoivent en entrée les mesures de positionnement satellite MPS correspondant à N-1 signaux parmi les N signaux disponibles. Pour chaque filtre d'hybridation secondaire, une mesure associée à un satellite différent est exclue du filtrage. Le système SYN2 peut également comprendre, tout comme le 25 système de l'art antérieur SYN, un filtre d'hybridation principal FHP qui peut être utilisé, par exemple, par le module de détection DET tel que décrit ci- dessus. Le système SYN2 comprend en outre une pluralité de seconds filtres d'hybridation SFH1,SFH2,...SFHm. Ces filtres secondaires ont une période de 30 mise à jour, ou recalage, plus élevée que les premiers filtres d'hybridation PFH1,PFH2,...PFHN. Typiquement les premiers filtres d'hybridation ont une période de mise à jour de l'ordre de quelques secondes tandis que les seconds filtres d'hybridation ont une période de mise à jour de l'ordre de quelques minutes. Le nombre M de seconds filtres d'hybridation est un paramètre de l'invention. Il dépend notamment de la classe inertielle, c'est-à- dire de la précision des mesures fournies par l'unité de mesure inertielle UMI. Si la précision est faible, une valeur élevée est choisie pour M. Les seconds filtres d'hybridation SFH1,SFH2,...SFHm ont chacun un instant de recalage, ou mise à jour, décalé temporellement par rapport au filtre précédent. Par exemple, la période de mise à jour des filtres peut être 10 égale à M minutes, le premier filtre SF1-11 est alors mis à jour à un instant to, le second filtre SF1-!2 est mis à jour à un instant to + 1 minute, le dernier filtre SFHm est mis à jour à un instant to + (M-1) minutes. Les instants de mise à jour sont exprimés modulo M. Préférentiellement le décalage entre deux mises à jour successives de deux filtres distincts est choisi constant. Les 15 seconds filtres d'hybridation SFH1,SFH2,...SFHm reçoivent toutes les mesures de positionnement satellite MPS déterminées sur les N signaux émis par les N satellites. L'invention concerne une nouvelle méthode d'exclusion d'un satellite défaillant, cette méthode étant implémentée par le module d'exclusion EXC. 20 La méthode de détection de panne est choisie parmi les méthodes de l'art antérieur décrites ci-dessus. Préférentiellement, la méthode de détection implémentée par le module de détection DET est paramétrée avec une probabilité de fausse alarme plus faible que celle imposée par les normes, de sorte à diminuer le temps de détection. Le module de détection DET est dans 25 ce cas dupliqué par un second module de détection qui exécute le même algorithme mais avec un taux de fausse alarme plus élevé afin d'être compatible des normes et de fournir une alerte avec une fiabilité suffisante. La méthode d'exclusion du satellite défaillant consiste ensuite, dans un premier temps, à sélectionner le filtre, parmi les M seconds filtres 30 d'hybridation SFHLSFH2,...SFHm, dont la dernière mise à jour est la plus éloignée dans le temps de l'instant de détection de la panne. La figure 3 12 3026195 illustre sur un axe des temps t, les instants de mise à jour des différents filtres d'hybridation SFI-11,SFH27...SFHm. Le premier filtre SFH1 est mis à jour à to puis à to + M, le second filtre SFH2 est mis à jour à to + 1 puis à to + M+1 et ainsi de suite. Sur la figure 3 est également représenté l'instant IDET de 5 détection de la panne par le module de détection DET. En comparant cet instant IDET aux M instants de mise à jour précédents des filtres d'hybridation, on sélectionne le filtre SFH1 qui est celui dont l'instant de mise à jour est le plus éloigné dans le temps de l'instant de détection IDET. Le filtre d'hybridation SFH1 retenu est celui dont la mise à jour est intervenue le plus longtemps possible avant la détection de la panne d'un satellite. La sortie de ce filtre correspond donc à la mesure la plus vraisemblablement correcte parmi les sorties des M filtres secondaires SFH1,SFH2,...SFHm. L'idée à la base de l'invention consiste à utiliser cette mesure comme mesure de référence. On désigne par la suite le filtre d'hybridation secondaire retenu SFH1 comme filtre d'hybridation de référence. Dans un second temps, on compare la sortie du filtre d'hybridation SFH1 de référence avec chacune des sorties des N premiers filtres d'hybridation PFH1,PFH2,...PFHN pour en déduire quel satellite est défectueux.The detection threshold is configured to obtain a given false alarm probability. A second method, described for example in document [1], consists of controlling the innovations of all the secondary hybridization filters and detecting an incoherent innovation with respect to a predefined model. When a fault is detected by the DET detection module, the EXC exclusion module is activated to identify the defective satellite. Again, several methods of the prior art exist. The reference [1] describes a first method known by the acronym RAIM 15 for "Receiver Autonomous Integrity Monitoring". This first method exploits only the measurements made on the satellite signals without using hybridization filters. It requires at least six satellites in visibility. From several (at least 5) pseudo-range measurements as well as associated noise measurements, it is possible to calculate an error residual between the pseudo-range measurements and the estimated pseudo-distances. A residue is calculated by removing a satellite each time from the measurements obtained. The residue is compared to a detection threshold configured from measurement noises. If a single residue does not exceed the detection threshold, then it is possible to identify which satellite is defective. This is the satellite that has not been exploited to calculate the residue that does not exceed the detection threshold. This principle is known to a person skilled in the art and is described in numerous works, mention may also be made of reference [2], in particular on page 43. A second known method of exclusion is described in reference [1] for the case of hybridization filters between GNSS measurements and inertial measurements. It is based, like the detection method, on the innovation control of secondary hybridization filters. The system of the prior art as described in Figure 1 has the particular disadvantage of being sensitive to the geometry of the constellation of GNSS satellites. Indeed, in some configurations, the detection and / or exclusion, in case of failure of a satellite, will not be properly activated. This phenomenon can occur especially when there is little redundancy on an axis, that is to say when several satellites are close. In addition, the above exclusion methods require at least six satellites in visibility to be able to identify the failed satellite. Figure 2 illustrates a hybrid navigation system SYN2 according to a first embodiment of the invention. The SYN2 system comprises the same elements as the SYN system according to the prior art described in FIG. 1. It comprises in particular a plurality of first hybridization filters PFHLPFH2, ... PFHN in number N equal to the number of satellites in visibility. The first hybridization filters PFH1, PFH2,... PFHN receive as input the MPS satellite positioning measurements corresponding to N-1 signals among the N available signals. For each secondary hybridization filter, a measurement associated with a different satellite is excluded from the filtering. The SYN2 system may also comprise, as well as the prior art SYN system, a main hybridization filter FHP which may be used, for example, by the DET detection module as described above. The SYN2 system further comprises a plurality of second hybridization filters SFH1, SFH2, ... SFHm. These secondary filters have a period of update, or registration, higher than the first hybridization filters PFH1, PFH2, ... PFHN. Typically, the first hybridization filters have an update period of the order of a few seconds while the second hybridization filters have an update period of the order of a few minutes. The number M of second hybridization filters is a parameter of the invention. It depends in particular on the inertial class, that is to say on the accuracy of the measurements provided by the UMI inertial measurement unit. If the accuracy is low, a high value is chosen for M. The second hybridization filters SFH1, SFH2,... SFHm each have a time of registration, or update, offset temporally with respect to the preceding filter. For example, the update period of the filters may be equal to M minutes, the first filter SF1-11 is then updated at a time to, the second filter SF1-! 2 is updated at a time to + 1 minute, the last SFHm filter is updated at an instant to + (M-1) minutes. The update times are expressed modulo M. Preferably the shift between two successive updates of two separate filters is chosen constant. The 15 second hybridization filters SFH1, SFH2,... SFHm receive all the MPS satellite positioning measurements determined on the N signals emitted by the N satellites. The invention relates to a new method of excluding a failed satellite, this method being implemented by the exclusion module EXC. The failure detection method is chosen from the methods of the prior art described above. Preferably, the detection method implemented by the detection module DET is parameterized with a probability of false alarm lower than that imposed by the standards, so as to reduce the detection time. In this case, the detection module DET is duplicated by a second detection module which executes the same algorithm but with a higher false alarm rate in order to be compatible with standards and to provide an alert with sufficient reliability. The method of exclusion of the defective satellite then consists, in a first step, of selecting the filter, among the M second hybridization filters SFHLSFH2, ... SFHm, the last update of which is furthest in time the moment of detection of the failure. FIG. 3 shows a time axis t, the update times of the different hybridization filters SFI-11, SFH27... SFHm. The first filter SFH1 is updated to to then to + M, the second filter SFH2 is updated to + 1 and then to + M + 1 and so on. FIG. 3 also shows the instant IDET of detection of the fault by the detection module DET. By comparing this instant IDET with the previous update times of the hybridization filters, the filter SFH1 is selected which is the one whose update time is farthest in time from the IDET detection time. The SFH1 hybridization filter used is the one whose updating has taken place as long as possible before the detection of the failure of a satellite. The output of this filter therefore corresponds to the most likely measurement among the outputs of the M secondary filters SFH1, SFH2, ... SFHm. The idea underlying the invention is to use this measurement as a reference measure. Subsequently, the retained secondary hybridization filter SFH1 is designated as the reference hybridization filter. In a second step, comparing the output of the hybridization filter SFH1 reference with each of the outputs of the first N hybridization filters PFH1, PFH2, ... PFHN to deduce which satellite is defective.

Lorsque la sortie d'un premier filtre d'hybridation présente un écart significatif avec la sortie du filtre d'hybridation de référence, cela signifie qu'une des mesures satellites utilisées en entrée du premier filtre d'hybridation est défectueuse. Par élimination, on identifie le satellite défectueux comme celui appartenant à l'intersection des groupes de satellites comprenant un satellite défectueux. La comparaison entre les sorties de deux filtres d'hybridation peut se faire de plusieurs manières. Elle peut être réalisée sur une seule valeur ou sur un vecteur comprenant plusieurs valeurs. Elle peut être réalisée, par exemple, en calculant l'écart entre les deux sorties et en comparant cet écart à un seuil de détection préconfiguré. 13 3026195 Les différents filtres d'hybridation utilisés par le système selon l'invention sont conçus selon les connaissances générales dans le domaine des systèmes de navigation hybrides. Ils peuvent par exemple être réalisés par des filtres de Kalman. 5 La figure 4 illustre un système de navigation hybride SYN3 selon un second mode de réalisation de l'invention. Le système SYN3 comprend un récepteur de positionnement par satellites GNSS, recevant des signaux émis par N satellites d'une io constellation GNSS en visibilité et délivrant des mesures de positionnement MPS, par exemple des mesures brutes de pseudo-distance, une unité de mesure inertielle UMI et une plate-forme virtuelle PFV. Le système SYN3 comprend également un module de détection de panne DET et un module d'exclusion de panne EXC. La méthode de 15 détection de panne est choisie parmi les méthodes de l'art antérieur décrites ci-dessus. Préférentiellement, la méthode de détection implémentée par le module de détection DET est paramétrée avec une probabilité de fausse alarme plus faible que celle imposée par les normes, de sorte à diminuer le temps de détection. 20 Le système SYN3 comprend en outre une pluralité de filtres d'hybridation SFF11,SF1-12,...SFI-Im identiques aux M seconds filtres d'hybridations décrits à la figure 2 pour le cas du ler mode de réalisation de l'invention. L'utilisation de filtres d'hybridation SFH1,SFH2,...SFHK4 ayant un 25 instant de mise à jour décalé temporellement les uns par rapport aux autres est un élément inventif commun aux deux modes de réalisation de l'invention respectivement décrits aux figures 2 et 4. Dans les deux modes, on sélectionne un filtre d'hybridation de référence dont la dernière mise à jour est la plus éloignée dans le temps de l'instant de détection de la panne 30 comme cela a été décrit dans le cas du premier mode de réalisation.When the output of a first hybridization filter has a significant difference with the output of the reference hybridization filter, it means that one of the satellite measurements used at the input of the first hybridization filter is defective. By elimination, the defective satellite is identified as belonging to the intersection of satellite groups comprising a defective satellite. The comparison between the outputs of two hybridization filters can be done in several ways. It can be performed on a single value or on a vector comprising several values. It can be performed, for example, by calculating the difference between the two outputs and comparing this difference to a preconfigured detection threshold. The various hybridization filters used by the system according to the invention are designed according to general knowledge in the field of hybrid navigation systems. They can for example be made by Kalman filters. FIG. 4 illustrates a hybrid navigation system SYN3 according to a second embodiment of the invention. The SYN3 system comprises a GNSS satellite positioning receiver, receiving signals emitted by N satellites of a GNSS constellation in visibility and delivering MPS positioning measurements, for example raw measurements of pseudo-distance, an inertial measurement unit. UMI and a virtual platform PFV. The SYN3 system also includes a DET fault detection module and an EXC fault exclusion module. The failure detection method is selected from the methods of the prior art described above. Preferably, the detection method implemented by the detection module DET is parameterized with a probability of false alarm lower than that imposed by the standards, so as to reduce the detection time. The SYN3 system further comprises a plurality of hybridization filters SFF11, SF1-12,... SFI-Im identical to the M second hybridization filters described in FIG. 2 for the case of the first embodiment of the invention. invention. The use of hybridization filters SFH1, SFH2,... SFHK4 having an update instant offset temporally with respect to each other is an inventive element common to the two embodiments of the invention respectively described in FIGS. 2 and 4. In both modes, a reference hybridization filter is selected, the last update of which is furthest in the time of the detection of the fault 30, as has been described in the case of first embodiment.

Dans le second mode de réalisation de l'invention décrit à la figure 4, la sortie du filtre d'hybridation de référence est utilisée pour compléter les mesures de pseudo-distances obtenues sur les signaux émis par les satellites en visibilité appartenant à la constellation GNSS.In the second embodiment of the invention described in FIG. 4, the output of the reference hybridization filter is used to supplement the measurements of pseudo-distances obtained on the signals emitted by the satellites in visibility belonging to the GNSS constellation. .

Pour cela, on se base sur la méthode de l'art antérieur connue sous l'acronyme RAIM « Receiver Autonomous lntegrity Monitoring » telle que décrite, par exemple aux pages 39 à 43 de la référence [2]. Le principe général de la méthode RAIM consiste à résoudre un système d'équations obtenues par application du principe de triangulation. La 10 pseudo-distance mesurée sur un signal satellite est reliée, par l'intermédiaire d'une équation, aux coordonnées du dispositif récepteur et aux coordonnées du satellite. Ces dernières étant connues (par exemple par le biais d'éphémérides), l'équation précitée comporte alors quatres inconnues qui correspondent aux trois coordonnées spatiales du récepteur et à une 15 quatrième inconnue correspondant à l'incertitude temporelle liée à la désynchronisation entre l'horloge du satellite et l'horloge du récepteur. En utilisant au moins quatre mesures de pseudo-distances associées à quatre satellites distincts, on peut résoudre le système d'équations à quatre inconnues et en déduire la position du récepteur selon un principe bien 20 connu. La méthode RAIM exploite ce principe en introduisant, dans le système d'équations précité, un paramètre supplémentaire de bruit qui affecte la mesure. Ce paramètre est fourni par le récepteur. Le système d'équations à résoudre peut être formulé de la façon 25 suivante : Zt = h(X) + et (1) Zt est un vecteur comprenant N mesures de pseudo-distances associées aux N signaux reçus des N satellites en visibilité de la constellation. ; est un vecteur d'état composé du quadruplet (xt,Yfizt,bil,t) où (xtStizt) sont les coordonnées du récepteur et bH,t est le biais de l'horloge du récepteur, par rapport à l'horloge commune des satellites, à l'instant t. ht est une fonction non linéaire liant les paramètres du vecteur d'état à estimer aux mesures observées. et est un vecteur contenant les N bruits de mesure affectant les pseudo-distances mesurées. Ces bruits sont fournis par le récepteur. L'algorithme des moindres carrés peut être appliqué pour résoudre le système d'équations (1). En effet, cet algorithme permet d'estimer des 10 paramètres inconnus à partir d'observations bruitées. Ces observations doivent dépendre linéairement des paramètres à estimer. Pour cela, il faut au préalable linéariser le système d'équations (1) par un développement au premier ordre. La linéarisation se fait autour du point précédemment estimé, noté Z- 15 La linéarisation au premier ordre du système (1) s'écrit alors : Zt = ht(gt-i.) + Ht(Xt - gt--1)+Et (2) Fit est une matrice de dimension Nx4 qui contient les dérivées partielles de ht par rapport aux composantes de ; et évaluées en gt-1. Cette matrice dépend de la position relative des satellites par rapport au récepteur. 20 L'équation (2) peut être reformulée de la façon suivante : Yt = Ht8Xt + Et (3) Yt = Zt - ht(gt_1) est le vecteur de mesure de l'équation GNSS linéarisée. 25 8Xt = Xt - gt-1 est l'écart entre le vecteur d'état à l'instant t, ; et le vecteur d'état estimé à l'instant précédent t-1. En appliquant l'algorithme des moindres carrés à l'équation (3), la méthode RAIM consiste à construire un vecteur de résidus, un résidu étant égal à la différence entre une mesure effectivement observée et une mesure estimée à partir de la solution des moindres carrés. En reprenant les notations précédentes, le vecteur des résidus des moindres carrés, noté AYt, s'exprime comme la différence entre les mesures 5 effectivement reçues et les mesures estimées à partir de la solution des moindres carrés. AYt = Yt - at (4) En comparant la somme du carré des résidus à un seuil de détection 10 préconfiguré, il est possible de détecter une défaillance d'un satellite. Le seuil de détection est déterminé pour une probabilité de fausse alarme donnée et dépend du nombre de mesures N. En appliquant ce principe à N estimateurs utilisant chacun N-1 15 mesures satellites et excluant chacun une mesure différente, on peut identifier la mesure satellitaire défaillante. En effet, si un seul estimateur ne dépasse pas le seuil de détection de défaillance, cela signifie que les N-1 mesures utilisées pour construire cet estimateur sont saines et que le satellite défaillant est à l'intersection des N-1 autres groupes pour lesquels 20 l'estimateur dépasse le seuil de détection. Selon le second mode de réalisation de l'invention, la méthode RAIM précitée est améliorée en ajoutant, au système d'équations à résoudre, plusieurs équations supplémentaires reliant la pseudo-distance entre le 25 récepteur et un satellite aux mesures de position et d'erreur d'horloge fournies en sortie du filtre d'hybridation de référence. L'information de bruit associée à ces mesures est fournie par la matrice de variance/covariance de sortie du filtre. 30 Le filtre d'hybridation de référence fourni un vecteur d'erreur composé des erreurs de position et de biais d'horloge AXhyb = (Ax Ay Az Ab)T. Ce 17 3026195 vecteur peut comprendre uniquement les mesures d'erreurs de position ou, en complément, une mesure d'erreur sur le biais d'horloge. Ce vecteur de mesures peut être intégré au système d'équations (3) comme mesures supplémentaires de l'erreur 6Xt = Xt - Rt-1. Dans ce cas le 5 système d'équations (3) est augmenté de Nhyb équations supplémentaires où Nhyb est égal au nombre de mesures du vecteur AXhyb en sortie du filtre d'hybridation de référence. La matrice Ht est également modifiée, elle devient Ht = Htavec Hhybla matrice identité de taille Nhyb. 10 Le système d'équations (3) peut être réécrit de la façon suivante : PRI- ht1(2t_1)- PR2 - ht2(fet_1) APR1- APR2 PRN - htN(gt_i) APRN Ht 6Xt Et Yt = Zt - he = = [ Ax - 0 Ax hyb + ] (5) - 0 Ay Az - - Ab PR1,PR2,...PRN sont les mesures de pseudo-distances réalisées sur les N signaux satellites reçus. L'ajout des mesures supplémentaires Lx Ay Az Ab donne une 15 information sur tous les axes (grâce aux trois coordonnées du récepteur) et suivant la direction du biais d'horloge et permet ainsi de compenser une mauvaise configuration géométrique des satellites. En outre, l'ajout de trois ou quatre mesures supplémentaires au système d'équations à résoudre permet de diminuer d'autant le nombre de 20 satellites en visibilité nécessaire pour résoudre le système. On décrit à présent une variante de réalisation du premier ou du second mode de réalisation de l'invention, permettant d'améliorer la fiabilité des mesures fournies par le filtre d'hybridation de référence. 25 Parallèlement ou antérieurement à la mise en oeuvre d'une méthode d'exclusion d'un défaut satellite selon le premier ou le second mode de 18 3026195 réalisation de l'invention, il est possible d'appliquer un algorithme d'exclusion du type RAM qui présente l'avantage de pouvoir valider au fur et à mesure du traitement les mesures satellites qui semblent saines. Précisément, selon la méthode RAIM, si le résidu calculé pour un 5 groupe de N-1 mesures satellites dépasse le seuil de détection, cela signifie qu'une des N-1 mesures est défectueuse et à l'inverse que la Nie' mesure non exploitée dans ce groupe peut être considérée comme saine. Ainsi, la mesure non utilisée par un groupe de N-1 mesures dont le résidu dépasse le seuil de détection de défaut peut être utilisée io prioritairement par les filtres d'hybridation parmi lesquels le filtre d'hybridation de référence est sélectionné. Un avantage de cette variante est qu'elle permet d'améliorer encore la précision des mesures délivrées par le filtre d'hybridation de référence puisqu'il utilise en priorité des mesures satellites qui sont vraisemblablement 15 saines car identifiées comme telles par la méthode RAIM. Ainsi l'incertitude associée à ces mesures est diminuée. Un autre avantage de cette variante de réalisation de l'invention concerne le calcul du rayon de protection HEL de l'anglais « Horizontal 20 Exclusion Limit ». Ce rayon de protection définit une borne d'erreur de positionnement que le système ne peut dépasser sans parvenir à corriger la défaillance de positionnement avec une probabilité de non détection et de fausse alarme donnée. Ce rayon garantit que la panne sera exclue avant que l'avion ne sorte 25 du cercle de protection définit par ce rayon. Le rayon de protection HEL est une grandeur couramment utilisée dans le domaine des systèmes de navigation aéronautiques. Son calcul précis dans le cas d'une méthode d'exclusion de panne de type RAIM est par exemple décrit en pages 44 à 46 de la référence [2]. 30 Ce calcul est basé sur la somme des résidus au carré fournis par la résolution au sens des moindres carrés du système d'équation (2) modifié avec les mesures supplémentaires fournies par le filtre d'hybridation de référence. La somme des résidus au carré, en présence d'une panne, constitue une loi statistique du chi2 à N-5 degrés de liberté non centrée où N est le nombre d'équations du système (2). Le plus petit paramètre de non centralité détectable de cette loi du chi2 est calculable à partir d'une probabilité de fausse alarme et d'une probabilité de non détection. Il se calcule sur la base de l'hypothèse que la probabilité (suivant la loi du chi2 non centrée) que la somme des résidus au carré ne dépasse pas le seuil de détection alors que la panne est présente est inférieure à la lo probabilité de non détection. Le plus petit paramètre de non centralité permet de remonter au plus petit biais satellite détectable à partir des équations de projection. Le plus petit biais détectable permet de remonter à l'erreur provoquée par le plus petit biais détectable. 15 Pour chaque sous groupe k comprenant N-1 satellites, on calcule l'impact sur l'erreur de position du plus petit biais détectable, on obtient alors N-1 rayons de protection RPi (i variant de 1 à N-1), on prend alors le maximum d'entre eux noté HILk. Le maximum parmi tous les rayons HILk en faisant varier k de 1 à N donne le rayon de protection HEL recherché. 20 Le rayon de protection HEL peut être calculé avant la mission de façon prédictive car il ne dépend que des bruits, des probabilités et de la géométrie des mesures. L'avantage du second mode de réalisation de l'invention est qu'il permet 25 d'appliquer un calcul de rayon de protection HEL identique à celui de la méthode RAIM mais avec de meilleures performances, autrement dit une précision accrue.For this, it is based on the method of the prior art known by the acronym RAIM "Receiver Autonomous Integrity Monitoring" as described, for example on pages 39 to 43 of reference [2]. The general principle of the RAIM method consists in solving a system of equations obtained by applying the principle of triangulation. The pseudo-distance measured on a satellite signal is connected, via an equation, to the coordinates of the receiver device and the coordinates of the satellite. Since the latter are known (for example by means of ephemerides), the above equation then comprises four unknowns which correspond to the three spatial coordinates of the receiver and to a fourth unknown corresponding to the temporal uncertainty related to the desynchronization between the satellite clock and receiver clock. By using at least four pseudo-distance measurements associated with four separate satellites, the system of equations can be solved with four unknowns and the position of the receiver deduced according to a well-known principle. The RAIM method exploits this principle by introducing, into the aforementioned system of equations, an additional parameter of noise that affects the measurement. This parameter is provided by the receiver. The system of equations to be solved can be formulated as follows: Zt = h (X) + and (1) Zt is a vector comprising N pseudo-distance measurements associated with the N signals received from the N satellites in visibility of the constellation. ; is a state vector composed of the quadruplet (xt, Yfizt, bil, t) where (xtStizt) are the coordinates of the receiver and bH, t is the receiver clock bias, relative to the satellite common clock at the instant t. ht is a nonlinear function linking the parameters of the state vector to be estimated with the observed measurements. and is a vector containing the N measurement noises affecting the measured pseudo-distances. These noises are provided by the receiver. The least squares algorithm can be applied to solve the system of equations (1). Indeed, this algorithm makes it possible to estimate unknown parameters from noisy observations. These observations must depend linearly on the parameters to be estimated. For this, we must first linearize the system of equations (1) by a first-order development. The linearization is done around the previously estimated point, denoted Z. The first-order linearization of the system (1) is written as follows: Zt = ht (gt-i) + Ht (Xt-gt-1) + Et (2) Fit is a matrix of dimension Nx4 which contains the partial derivatives of ht with respect to the components of; and evaluated in gt-1. This matrix depends on the relative position of the satellites with respect to the receiver. Equation (2) can be reformulated as follows: Yt = Ht8Xt + Et (3) Yt = Zt-ht (gt_1) is the measurement vector of the linearized GNSS equation. 8Xt = Xt - gt-1 is the difference between the state vector at time t,; and the state vector estimated at the previous instant t-1. By applying the least squares algorithm to equation (3), the RAIM method consists in constructing a residual vector, a residual being equal to the difference between a measure actually observed and a measure estimated from the least solution. square. Using the previous notations, the vector of least squares residuals, denoted AYt, is expressed as the difference between the measurements actually received and the measurements estimated from the least squares solution. AYt = Yt - at (4) By comparing the sum of the square of the residuals with a preconfigured detection threshold, it is possible to detect a satellite failure. The detection threshold is determined for a given false alarm probability and depends on the number of N measurements. By applying this principle to N estimators each using N-1 satellite measurements and each excluding a different measurement, it is possible to identify the faulty satellite measurement. . Indeed, if a single estimator does not exceed the failure detection threshold, it means that the N-1 measurements used to construct this estimator are sound and that the failed satellite is at the intersection of the N-1 other groups for which The estimator exceeds the detection threshold. According to the second embodiment of the invention, the aforementioned RAIM method is improved by adding, to the system of equations to be solved, several additional equations connecting the pseudo-distance between the receiver and a satellite to the measurements of position and clock error provided at the output of the reference hybridization filter. The noise information associated with these measurements is provided by the output variance / covariance matrix of the filter. The reference hybridization filter provided an error vector composed of position and clock bias errors AXhyb = (Ax Ay Az Ab) T. This vector may comprise only the position error measurements or, in addition, an error measurement on the clock bias. This vector of measurements can be integrated in the system of equations (3) as additional measures of the error 6Xt = Xt - Rt-1. In this case the system of equations (3) is augmented by Nhyb additional equations where Nhyb is equal to the number of measurements of the vector AXhyb at the output of the reference hybridization filter. The matrix Ht is also modified, it becomes Ht = Ht with Hhybla matrix identity of size Nhyb. The system of equations (3) can be rewritten as follows: PRI- ht1 (2t_1) - PR2 - ht2 (fet_1) APR1-APR2 PRN-htN (gt_i) APRN Ht 6Xt and Yt = Zt -he = = [Ax - 0 Ax hyb +] (5) - 0 Ay Az - - Ab PR1, PR2, ... PRN are the pseudo-distance measurements made on the N satellite signals received. The addition of the additional measurements Lx Ay Az Ab gives information on all the axes (thanks to the three coordinates of the receiver) and in the direction of the clock bias and thus makes it possible to compensate for a bad geometrical configuration of the satellites. In addition, the addition of three or four additional measurements to the system of equations to be solved makes it possible to reduce by the same amount the number of satellites in visibility required to solve the system. We now describe an alternative embodiment of the first or second embodiment of the invention, to improve the reliability of the measurements provided by the reference hybridization filter. In parallel with or prior to the implementation of a method of exclusion of a satellite defect according to the first or second mode of realization of the invention, it is possible to apply an exclusion algorithm of the type RAM which has the advantage of being able to validate as and when processing satellite measurements that seem healthy. Specifically, according to the RAIM method, if the calculated residue for a group of N-1 satellite measurements exceeds the detection threshold, this means that one of the N-1 measurements is defective and conversely the Nie 'measurement exploited in this group can be considered healthy. Thus, the measurement not used by a group of N-1 measurements whose residue exceeds the default detection threshold may be used primarily by the hybridization filters from which the reference hybridization filter is selected. An advantage of this variant is that it makes it possible to further improve the accuracy of the measurements delivered by the reference hybridization filter since it uses, as a priority, satellite measurements which are presumably sound because identified as such by the RAIM method. Thus the uncertainty associated with these measurements is diminished. Another advantage of this embodiment of the invention relates to the calculation of the protection radius HEL of the English "Horizontal 20 Exclusion Limit". This protection radius defines a positioning error terminal that the system can not exceed without successfully correcting the positioning failure with a probability of no detection and false alarm given. This ray guarantees that the failure will be excluded before the aircraft leaves the circle of protection defined by this ray. The protection radius HEL is a quantity commonly used in the field of aeronautical navigation systems. Its precise calculation in the case of an RAIM type failure exclusion method is for example described on pages 44 to 46 of reference [2]. This calculation is based on the sum of the squared residuals provided by the least squares resolution of the modified equation system (2) with the additional measurements provided by the reference hybridization filter. The sum of the squared residuals, in the presence of a failure, constitutes a statistical law of the chi2 with N-5 degrees of non-centered freedom where N is the number of equations of the system (2). The smallest detectable non-centrality parameter of this chi2 law is computable from a false alarm probability and a non-detection probability. It is calculated on the assumption that the probability (according to the law of the non-centered chi2) that the sum of the squared residuals does not exceed the detection threshold while the failure is present is less than the probability of no. detection. The smallest non-centrality parameter makes it possible to go back to the smallest detectable satellite bias from the projection equations. The smallest detectable bias can be traced back to the error caused by the smallest detectable bias. For each subgroup k comprising N-1 satellites, the impact on the positional error of the smallest detectable bias is calculated, then N-1 protection radii RPi (i varying from 1 to N-1) are obtained, we then take the maximum of them noted HILk. The maximum among all the HILk rays by varying k from 1 to N gives the desired protection radius HEL. The HEL protection radius can be calculated before the mission predictively since it depends only on the noise, the probabilities and the geometry of the measurements. The advantage of the second embodiment of the invention is that it makes it possible to apply a HEL protection radius calculation identical to that of the RAIM method but with better performances, ie an increased precision.

Références [1] « Fault Detection and exclusion using normalized solution separation and residual monitoring methods », Ryan S.Y.Young, Gary A. McGraw, [2] "Algorithmes de contrôle d'intégrité pour la navigation hybride GNSS et 5 systems de navigation inertielle en presence de multiples mesures satellitaires défaillantes", Frédéric Faune, thèse de l'université de Bordeaux,References [1] Ryan SYYoung, Gary A. McGraw, [2] "Integrity Control Algorithms for Hybrid GNSS Navigation and 5 Inertial Navigation Systems". presence of multiple faulty satellite measurements ", Frédéric Faune, thesis of the University of Bordeaux,

Claims

REVENDICATIONS1. System for excluding a faulty satellite measurement in a satellite positioning system, said system comprising: a plurality N of first hybridization filters (PFI-11, PFHN) each receiving at least one satellite positioning measurement (MPS) performed on the signals received by all the satellites in visibility of said system except for one satellite, different for each first different hybridization filter, and an inertial positioning measurement (MPI) and delivering a positioning measurement corrected, said hybrid measurement (MHpi, .. MHFN), - a plurality M of second hybridization filters (SFF11, .. SFHm) each receiving at least one satellite positioning measurement (MPS) performed on the signals received by all satellites in visibility of said system and an inertial positioning measurement (MPI) and delivering a corrected positioning measurement, called hybrid measurement (MHs1, .. MHsm), the second hybridization filters being updated, at a constant time rate, successively at time points offset periodically, - a detection module (DET) capable of delivering a detection time of a failure of at least one satellite positioning measurement (MPS), an exclusion module (EXC) of a faulty satellite positioning measurement configured to: select the oldest hybrid measurement, with respect to the moment of detection of a fault, among the M hybrid measurements (MHsi, .. MHsm) updated delivered by the M second hybridization filters, o compare the hybrid measurement selected, called hybrid reference measurement (MHREF), with each hybrid measurements (MHpi, .. MHpN) delivered by the N first filters d hybridization, o deduce the identification of the faulty measure.

The defective satellite measurement exclusion system of claim 1 wherein said exclusion module (EXC) of a satellite failure is further configured to: - Compare the difference between the hybrid measurement of reference (MHREF) and each of the hybrid measurements (MHpi, .. MHpN) delivered by the first N hybridization filters to a predetermined detection threshold, - Conclude on the presence of a faulty measurement among the group of N-1 measurements (MPS) used by the first hybridization filters that verify the aforementioned comparison test, - Identify the faulty measurement as that belonging to the intersection of groups of N-1 measurements (MPS) including a faulty measurement.

3. A defective satellite measurement exclusion system according to one of claims 1 or 2 wherein said exclusion module (EXC) of a satellite failure is further configured to: - apply a statistical test of the "RAIM" type to a set of measurements comprising the satellite measurements (MPS) made on the signals received by all the satellites in visibility except for one satellite, the statistical test being dependent on the error between each measurement of said together and an estimate of each of these measurements, - detecting the presence of a faulty satellite measurement among the satellite measurements (MPS) of said set as a function of said statistical test, - injecting, at the input of the M second hybridization filters (SFI- 11, .. SFElm), in priority the satellite measurements (MPS) not belonging to a set in which the presence of a faulty measurement has been detected.

4. system for exclusion of a faulty satellite measurement according to one of the preceding claims wherein the update period of a first hybridization filter is less than the update period of a second filter d 'hybridization.

5. System for excluding a faulty satellite measurement in a satellite positioning system, said system comprising: a plurality M of hybridization filters (SFHi,... SFHm) each receiving at least one measurement (MPS) carried out on the signals received by all the satellites in visibility of said system and an inertial positioning measurement (MPI) and delivering a corrected positioning measurement, called hybrid measurement (MHsi, .. MI-Ism), said hybridization filters being set to at a constant time rate, successively at time points offset periodically, - a detection module (DET) capable of delivering a detection time of a failure of at least one satellite positioning measurement (MPS), - a exclusion module (EXC) of a faulty satellite positioning measurement configured to: o select the hybrid measurement, called the hybrid reference measurement, the oldest, with respect to the detection time n of a failure, among the M hybrid measurements (MHsi, .. MHsm) updated delivered by the M hybridization filters, o apply a statistical test of the "RAIM" type to a set of measurements including on the one hand the satellite measurements (MPS) made on the signals received by all the satellites in visibility except for one satellite and on the other hand the hybrid reference measurement, the statistical test being dependent on the error between each measurement of said set and an estimate of each of these measurements, o detecting the presence of a defective satellite measurement among the satellite measurements (MPS) of said set as a function of said statistical test, o iterate the two preceding steps by modifying at each iteration the satellite measurement (MPS) excluded from said set, o deduce the identification of the defective satellite measurement.

6. System for excluding a faulty satellite measurement according to claim 5, in which said statistical test consists of at least: - forming a system of equations connecting on the one hand the satellite measurements (MPS) of said set to the coordinates of the position of the system and on the other hand the hybrid reference measurement at the coordinates of the system position - Construct a vector of the residuals by application of the least squares algorithm to the system of equations, - Construct a single residue from said vector residuals, - Compare the single residue to a predetermined detection threshold.

The defective satellite measurement exclusion system according to one of claims 5 to 6, wherein the hybrid reference measurement comprises a system position measurement and a clock bias measurement between a satellite and said system.

The defective satellite measurement exclusion system according to one of claims 5 to 7, wherein the set of measurements to which the statistical test is applied further includes the measurement noise impacting the hybrid reference measurement which is provided. by the hybridization filter having delivered said hybrid measurement.

9. System for exclusion of a faulty satellite measurement according to one of claims 5 to 8 wherein said exclusion module (EXC) 1 o failure of a satellite is further configured to: - apply a "RAIM" type statistical test to a set of measurements including satellite measurements (MPS) made on the signals received by all the satellites in visibility except for one satellite, the statistical test being dependent on the error between 15 each measurement of said set and an estimate of each of these measurements, - detecting the presence of a defective satellite measurement among the satellite measurements (MPS) of said set as a function of said statistical test, 20 - injecting, at the input of the M hybridization filters (SFH1, .. SFHm), in priority the satellite measurements (MPS) not belonging to a set in which the presence of a defective measurement has been detected. 25

10.System for exclusion of a faulty satellite measurement according to one of the preceding claims, in which the duration between two successive time instants for updating two second distinct hybridization filters is substantially equal to the updating period. a second hybridization filter divided by the number M of second hybridization filters.

11. A defective satellite measurement exclusion system according to one of the preceding claims wherein a hybridization filter is a Kalman filter.

A navigation system (SYN2, SYN3) comprising a satellite positioning receiver (GNSS) capable of delivering pseudo-range or positioning (MPS) measurements from signals transmitted by satellites belonging to a constellation of a satellite positioning system, an inertial unit (IMU, PFV) capable of delivering inertial positioning measurements (MPI) and a system for excluding a faulty satellite measurement in a satellite positioning system according to one of the preceding claims. 15